[发明专利]一种离线迭代质点弹道计算方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种质点弹道计算方法，特别是一种离线迭代质点弹道计算方法。

背景技术

常规质点弹道计算方法在导弹的每一飞行时刻，基于“瞬时平衡”假设，采用法向力和俯仰力矩的两个非线性方程在线迭代的方式解算舵偏角和攻角，由于双自变量的非线性迭代求解与求解路径和初值有关，在导弹气动非线性特点突出，存在“鞍点”或“极点”时容易出现两类问题：第一、迭代效率很低，此时在线迭代方式将无法满足有快速性、实时性要求的质点弹道计算需求；第二、迭代不收敛，此时采用在线迭代方式不能解算出攻角和舵偏角，将导致弹道计算无法进行。

发明内容

针对以上现有技术的不足，本发明提供一种离线迭代质点弹道计算方法。以解决导弹气动非线性特点突出时常规质点弹道计算方法迭代效率低、迭代不收敛的问题，提高弹道解算效率，实现弹道快速实时解算。本发明的目的通过以下技术方案来实现：

第一步离线迭代计算攻角α和平衡舵偏角δ高维插值列表

进行实时弹道仿真前，首先在导弹飞行全空域内根据精度需要选取高度、速度状态点（H_i,V_j）i=1,2,3...,j=1,2,3...，离线迭代计算各状态点（H_i,V_j）满足“瞬时平衡”状态的攻角α和舵偏角δ（δ≤最大舵偏角限制δ_max），并计算出此时的攻角α和舵偏角δ能提供的法向力Y，进而计算出此时所能提供的法向过载Ny（Nymax≤最大法向过载限制Nymax），即得到一组满足如下条件的攻角α和舵偏角δ：

Mz(α)+Mz(δ)=0Ny=Ny(α,δ)---(1)]]>

用二分法、弦截法等进行以上迭代计算时若出现迭代不收敛的情况时，可采用搜索法进行攻角、舵偏角求解。

将导弹飞行空域、速度限制和法向过载限制内的高度H、速度V、法向过载Ny作为自变量，由上述计算给出“瞬时平衡”状态下对应攻角α和舵偏角δ的三维插值列表，该列表将作为实时弹道计算的遍历插值表。

第二步建立攻角α、舵偏角δ插值计算模块

基于第一步的离线迭代得到的攻角α和舵偏角δ的高维插值列表，建立质点弹道计算模型中的攻角α、舵偏角δ插值计算模块。插值计算模块以导弹当前的飞行高度H、速度V和法向需用过载Ny为输入自变量，以第一步中得到的攻角α、舵偏角δ列表为遍历插值表。

第三步建立质点弹道模型

根据导弹质心运动方程组建立质点弹道模型，模型中攻角、舵偏角由第二步的插值模块进行遍历插值计算，不再实时在线迭代计算，节省了大量计算时间。由攻角、舵偏角及导弹气动参数等计算出导弹的受力，进而解算导弹运动方程得到导弹的速度、位置信息。

本发明的优点在于：

1、在实时弹道仿真之前通过大量迭代给出随高度H、速度V和法向过载Ny变化的攻角α、舵偏角δ三维插值列表，在实时弹道仿真过程中采用在列表中遍历插值的方法进行攻角、舵偏角计算。与常规的在线迭代方法相比，只需一次性计算给出完整的插值列表即可在之后有需求时实时对列表插值求解对应的攻角和舵偏角，可以有效地提高实时弹道仿真的计算速度，提升弹道仿真效率；